CN101162483A - 用于燃烧动力学时域分析的方法和系统 - Google Patents

Abstract

用于燃烧动力学时域分析的方法和系统，其提供燃烧动力学分析系统(410)。燃烧动力学分析系统(410)包括具有涉及燃气涡轮发动机(100)中的燃烧器系统的信息的数据库(420)，燃烧器系统包括联接为与燃烧室(106)流动连通的进口管，通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后：确定进口管中行进的波的特征方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动，且输出确定的压力波动的指示。

Description

用于燃烧动力学时域分析的方法和系统

技术领域

本发明一般地涉及燃烧动力学分析，且更特定地涉及用于燃烧动力学时域分析的方法和系统。

背景技术

目前，燃烧动力学分析由包括一维燃烧几何模态分析的多种方法和使用大涡流模拟，用化学反应的三维瞬态计算流体动力学完成。迄今为止，没有用于计算燃烧动力学幅度的已知工具，且用于燃烧动力学分析的当前工具具有几个显著的问题，例如仅为一维。最近试验证据显示甚至在低频率时真正的热声学三维性，从而违背该工具的一个基本假设。同样，用于燃烧动力学分析的当前工具不能处理在高幅度动力学中出现的非线性，且不能计算幅度。

发明内容

在一个实施例中，提供用于燃烧器系统燃烧动力学时域分析的方法。燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动连通的进口管。该方法包括确定进口管中行进的波的特征方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，和使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动。

在另一实施例中，燃烧动力学分析系统包括包含涉及燃气涡轮发动机中燃烧器系统的信息的数据库，燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动连通的进口管、通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后确定进口管中行进的波的特征方程，确定燃烧室中的声学压力振荡，使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动，且输出确定的压力波动指示。

在又一实施例中，燃烧动力学分析系统包括包含涉及燃气涡轮发动机中燃烧器系统的信息的数据库，燃烧器系统包括联接为与燃烧室流动连通的进口管、通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后确定进口管中第一方向行进的波和进口管中第二相反方向行进的波的特征方程。处理器进一步构造为确定燃烧室中声学压力振荡，且使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中压力波动。

附图说明

图1为依据本发明的实施例的示范性的燃气涡轮发动机的示意性图示；

图2为包括旋喷器(swozzle)的燃烧器的简化示意性图表；

图3为利于时域计算燃烧动力学的示范性方法的流程图，其具有以多维几何确定管道设备例如孔的非线性行为的能力；和

图4为包括服务器系统和多个连接到服务器系统的客户机子系统的燃烧动力学分析系统(CDAS)的简化方块图。

具体实施方式

尽管方法和系统在此在工业环境中使用的燃气涡轮发动机范围内描述，可以预期，在此描述的方法和系统在其他燃烧涡轮机系统中有效，包括但不限于，在飞行器中安装的涡轮机。此外，在此陈列的原理和教示可应用于使用不同可燃燃料的燃气涡轮发动机，例如但不限于，天然气、液化天然气(LNG)、汽油、煤油、柴油燃料、喷射燃料以及其混合物。因此，以下的描述仅以图示的方式陈列，而不是限制。

本发明的不同实施例使用时域方法，其中包括波的基础物理学方法，连同与通过具有流体流动阻力的通道的高振荡流动有关的非线性能量损失。包括与振荡的空气和燃料流动相关的热声学，使得在多旋喷器下游的燃烧室内的三维交叉串扰传送空气和燃料到火焰区内，以及在燃料侧通过燃料回路的相互作用，如受由燃料振荡引起的压力振荡的影响，由于通过燃料回路的后孔的时变压降，其又引起进一步的燃料振荡。

图1为依据本发明的实施例的示范性的燃气涡轮发动机100的示意性图示。发动机100包括压缩机102和燃烧器组件104。燃烧器组件104包括燃烧器组件内部壁105，其至少部分地限定燃烧室106。燃烧室106具有延伸通过其的中心线107。在示范性的实施例中，发动机100包括多个燃烧器组件104。燃烧器组件104，且更具体地，燃烧室106联接为在压缩机102的下游且与其流动连通。发动机100也包括涡轮机108和压缩机/涡轮机轴110(有时称为转子110)。在示范性的实施例中，燃烧室106大致为圆柱形且联接为与涡轮机108流动连通。涡轮机108可旋转地联接到且驱动转子110。压缩机102也可旋转地联接到轴110。

在操作中，空气流动通过压缩机102且相当大数量的压缩空气供应到燃烧器组件104。组件104也与燃料源(图1中未显示)流动连通且引通燃料和空气到燃烧室106。在示范性的实施例中，燃烧器组件104在燃烧室106内点燃且燃烧燃料，例如合成气体(合成气)，其产生大约1316℃到1593℃(2400到2900)的高温燃烧气体流(图1中未显示)。可替换地，组件104燃烧包括但不限于天然气和/或者燃料油的燃料。燃烧器组件104引通燃烧气体流到涡轮机108，其中气体流热能转化为机械旋转能。

图2为包括燃料喷嘴122的燃烧器104的截面示意图。在示范性的实施例中，空气雾化液体燃料喷嘴(未显示)联接到燃料喷嘴122以提供双燃料能力且为了清楚已被省略。此外，燃料喷嘴122包括中心线轴线且经由燃料喷嘴凸缘联接到端盖。

在示范性的实施例中，燃料喷嘴122包括联接到燃料喷嘴凸缘的会聚管。会聚管包括径向外部表面。燃料喷嘴122也包括径向内部管，其经由管-凸缘波纹管联接到燃料喷嘴凸缘。管-凸缘波纹管利于补偿在会聚管和燃料喷嘴凸缘之间的变化热膨胀率。在示范性的实施例中，会聚管和径向内部管限定大致环形的第一预混燃料供应通道。此外，在示范性的实施例中，燃料喷嘴122包括大致环形的内部管，其与径向内部管合作限定第二预混燃料供应通道。环形内部管部分地限定扩散燃料通道且经由空气管-凸缘波纹管联接到燃料喷嘴凸缘，这利于补偿在环形内部管和燃料喷嘴凸缘之间的变化热膨胀率。上述通道联接为与燃料源流动连通。例如，在示范性的实施例中，扩散燃料通道接收其中的空气雾化液体燃料啧嘴。

在示范性的实施例中，燃料喷嘴122包括大致环形的进口流动调节器(IFC)。IFC包括具有多个穿孔的径向外部壁和定位在IFC的后端且在外部壁和会聚管的径向外部表面之间延伸的端壁。IFC的径向外部壁和端壁以及会聚管的径向外部表面在其中限定大致环形的IFC室。IFC室经由穿孔与冷却通道流动连通。在示范性的实施例中，燃料喷嘴122也包括联接到IFC的径向外部壁的管状过渡件。过渡件限制大致环形的过渡室，其相对于环形IFC室大致同心地对准且定位为使得IFC出口通道在环形IFC室和环形过渡室之间延伸。

在示范性的实施例中，燃料喷嘴122也包括与气体燃料喷射使用的空气涡旋器组件或者旋喷器组件180。旋喷器为涡旋器和喷嘴的组合，在中心带有附加的喷嘴。旋喷器包括联接到管状过渡件的大致管状的罩和联接到会聚管、径向内部管和环形内部管的大致管状的毂。罩和毂在其中限定环形室，其中多个中空转向叶片在罩和毂之间延伸。环形室联接为与IFC的环形过渡室流动连通。毂限定多个初级转向叶片通道，其联接为与预混燃料供应通道流动连通。多个预混气体喷射口限定在中空转向叶片内。类似地，毂限定多个次级转向叶片通道，其联接为与预混燃料供应通道和多个限定在转向叶片内的次级气体喷射口流动连通。进口室以及初级和次级气体喷射口联接为与出口室流动连通。

在示范性的实施例中，燃料喷嘴122进一步包括大致环形燃料-空气混合通道，其由管状罩延伸件和管状毂延伸件限定。环形燃料-空气混合通道联接为与出口室流动连通，且管状罩延伸件和管状毂延伸件每个分别联接到罩和毂。

在示范性的实施例中，管状扩散火焰喷嘴组件联接到毂且部分地限定环形扩散燃料通道。管状扩散火焰喷嘴组件也与毂延伸件合作限定环形空气通道。燃料喷嘴122也包括带槽气体尖端，其联接到毂延伸件和管状扩散火焰喷嘴组件，且包括多个气体喷射器和空气喷射器。尖端联接为与燃烧室流动连通，且利于燃烧室中的燃料和空气混合。

在操作中，燃料喷嘴122经由环绕燃料喷嘴122的压力通风系统从冷却通道接收压缩空气。用于燃烧的空气的大部分经由IFC进入燃料喷嘴122且引通到预混部件。具体地，空气经由穿孔进入IFC且在环形IFC室内混合，并且空气经由IFC出口通道离开IFC并经由过渡件室进入旋喷器进口室。进入冷却通道的高压空气的部分也引通到空气雾化液体燃料筒内。

燃料喷嘴122经由预混燃料供应通道从燃料源接收燃料。燃料从第一预混燃料供应通道引通到多个限定在转向叶片内的初级气体喷射口。类似地，燃料从第二预混燃料供应通道引通到多个限定在转向叶片内的次级气体喷射口。

从过渡件室引通到旋喷器进口室内的空气经由转向叶片涡旋且与燃料混合，且燃料/空气混合物引通到旋喷器出口室以进一步混合。燃料和空气混合物然后引通到混合通道且从燃料喷嘴122排出到燃烧室内。此外，引通通过扩散燃料通道的扩散燃料通过气体喷射器排出到燃烧室，其中其与从空气喷射器排出的空气混合且燃烧。

图3为利于时域计算燃烧动力学的示范性的方法300的流程图，其具有在多维几何中确定管道设备例如孔的非线性行为的能力。

在示范性的实施例中，特性曲线方法用于计算流体瞬态，且基本热动力学用于计算与燃料/空气流动振荡有关的火焰中的压力振荡。

特性曲线方法通常地为一维计算方法，例如用于分析通过管的瞬态流动，例如水击作用(waterhammer)。通过在不同的方向上彼此叠置一维元素，在不同的方向在这些元素之间合适的分支(branch)，分析多维瞬态。对于一阶偏微分方程(PDE)，特性曲线方法确定线(称为特性线或者特性曲线)，沿此线PDE退化为常微分方程(ODE)。一旦建立ODE，其能够求解且转化为原始PDE的解。

在示范性的实施例中，使用燃气涡轮发动机燃烧器的基础物理学方法而不求助于使用大涡流模拟(LES)的大规模CFD模型，其必然要求带有相关的计算源的非常精细的网格。本方法捕获在旋喷器中的燃料通道间的声学相互作用，与在燃烧室中的声学压力振荡相互作用。

其它的已经提供用于一般流体瞬态的特性曲线方法的一些细节。在示范性的实施例中，流体瞬态技术的使用涉及燃烧器，通过将振荡燃料和空气流动与在火焰前部的压力/温度振荡相关，计算在燃料、空气和燃烧产物中的压力和流量中的随后的反馈效应，包括例如远到流体瞬态/声学波可以传播且与燃烧器相互作用的上游和下游的效应。

每个旋喷器具有其自己的火焰，且这些火焰被认为通过与其他旋喷器火焰建模分支而彼此声学地相互作用。火焰前部为燃料系统中质量流波动的接受者，且响应温度和压力波动。在示范性的实施例中，假设相对高的Dahmkohler数，或者相对于流量波动非常快的化学特性。

通过无限快的化学特性和火焰固定在一个平面中、包含在小于一个长度Δx＝aΔt(a为在火焰条件声音的局部速度)的距离内的火焰厚度，考虑长度Δx和作为衬垫截面除以旋喷器数量取的截面面积的控制体积。由于信息传播速度，或者声音速度，在该分析中(除了辐射，其可能不是主要贡献者)，这控制体积之外没有什么可以影响控制体积。在此控制体积内的温度变化改变声音的速度，由于声音速度与绝对温度的平方根成比例，其影响控制体积的长度。

该控制体积的热容量(由能量释放变化引起的温度变化)如下给出：

$\mathrm{HC}=\frac{\mathrm{\ρ}{C}_v{A}_{\mathrm{Liner}}\mathrm{\Δx}}{\mathrm{Nozzle}\_\mathrm{Count}}$

且能量从标称变化为：

$\mathrm{\ΔE}=(\stackrel{.}{m}-{\stackrel{.}{m}}_{\mathrm{average}})h_r\mathrm{\Δt}$

也就是，质量流量与平均值的差，乘以反应焓，乘以过去的时间。通过Δx＝aΔt，然后温度升高为：

$\mathrm{\ΔT}=\frac{\mathrm{\ΔE}}{\mathrm{HC}}=\frac{(\stackrel{.}{m}-{\stackrel{.}{m}}_{\mathrm{average}})h_r\mathrm{\Δt}}{\left(\frac{\mathrm{\ρ}{C}_v{A}_{\mathrm{Liner}}\mathrm{a\Δt}}{\mathrm{Nozzle}\_\mathrm{Count}}\right)}$

或者

$\mathrm{\ΔT}=\frac{\mathrm{\ΔE}}{\mathrm{HC}}=\frac{(\stackrel{.}{m}-{\stackrel{.}{m}}_{\mathrm{average}})h_r}{\mathrm{\ρ}{C}_v{A}_{\mathrm{Liner}}a}\mathrm{Nozzle}\_\mathrm{Count}$

压力与温度成比例，因此

$\frac{P_{\mathrm{new}}-P_0}{P_0}=\frac{T_{\mathrm{new}}-T_0}{T_0}=\frac{\mathrm{\ΔT}}{T_0}$

$P_{\mathrm{new}}=\frac{P_0}{T_0}\mathrm{\ΔT}$

这提供在每个旋喷器下游的火焰前部处的每个时间步长的压力。可以认为，火焰响应由空气速度和上游截面面积确定的许多时间步长前的燃料振荡。标称地，示例中时间延迟计算为典型地大约6毫秒，其转化为以1/2”Δx的大约220个时间步长。

模型包括互相联接的三个部分。其为燃料回路、空气，其通过进口流动调节器进入旋喷器向下通过旋喷器到火焰前部，和从火焰前部到过渡件的端的反应物区，在此压力假设为现在固定的，作为开放端。

在示范性的实施例中，燃料回路包括用于DLN2.6的产物端盖的外部回路，如使用在框架9FB燃气涡轮发动机中，具有多个前孔、通向叶片的环形流动通道和多个在叶片中的后孔。在空气回路中，每个旋喷器上游的压力选取为固定在压缩机的排气压力(PCD)。

图4为燃烧动力学分析系统(CDAS)410的简化方块图，其包括服务器系统412和多个连接到服务器系统412的客户机子系统，也称为客户机系统414。在一个实施例中，客户机系统414为包括网页浏览器的计算机，使得服务器系统412使用英特网可访问客户机系统414。客户机系统414通过许多包括网络的接口互相连接到英特网，网络例如为局域网络(LAN)或者广域网络(WAN)、拨入连接、电缆调制解调器和特定高速ISDN线。客户机系统414能够为能够互相连接到英特网的任何设备，包括基于网的电话、个人数字助理(PDA)或者其他的基于网的可连接装置。数据库服务器416连接到包含关于各种事件的信息的数据库420，如在此更详细描述的。在一个实施例中，集中数据库420存储在服务器系统412上且能够由在客户机系统414之一处的潜在用户通过客户机系统414之一登录到服务器系统412访问。在可替换的实施例中，数据库420从服务器系统412远程地存储且可以为非集中的。

系统410以及系统410的不同部件的体系仅为示范性的。其他体系也是可能的且能够结合实施上述过程使用。

在此描述的系统和方法的不同实施例的技术效果包括通过使用燃气涡轮发动机燃烧器的基础物理学方法利于燃气涡轮发动机的设计和操作，而不求助于使用大涡流模拟的大规模CFD模型，其具有用相关的计算源的非常精细的网格的必然要求。

在燃料和空气流动振荡和燃烧动力学中相互作用的时域分析的上述方法为成本有效的且高度可靠的。该方法允许使用特性曲线方法以计算通向燃烧器的管道中的流体瞬态，且使用基础热动力学以计算在与燃料/空气流动振荡相关的燃烧器火焰中的压力振荡。因此，分析方法以成本有效和可靠的方式利于燃气涡轮发动机燃烧器的设计和操作。

尽管本发明已以不同具体实施例的形式描述，本领域的技术人员将认识到，本发明能够用在权利要求书的精神和范围内的修改实施。

零件列表

燃气涡轮发动机100

压缩机102

燃烧器组件104

内部壁105

燃烧室106

中心线107

涡轮机108

压缩机/涡轮机轴或者转子110

燃料喷嘴组件122

空气涡旋器组件或者旋喷器组件180

方法300

燃烧动力学分析系统(CDAS)410

服务器系统412

客户机系统414

数据库服务器416

数据库420

Claims (10)

1.一种燃烧动力学分析系统(410)，其包括：

包括涉及燃气涡轮发动机(100)中燃烧器系统的信息的数据库(420)，燃烧器系统包括联接为与燃烧室(106)流动连通的进口管；

通信地联接到所述数据库的处理器，所述处理器构造为读取数据库中的信息的至少部分且然后：

确定进口管中行进的波的特征方程；

确定燃烧室中的声学压力振荡；

使用特征方程和确定的声学压力振荡确定进口管中的压力波动；和

输出确定的压力波动的指示。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为输出基于确定的波动的控制信号，使得利于确定的波动在幅度和频率的至少一个中减少。

3.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为将控制信号输出到改变进口管尺度的设备。

4.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为使用特征方程确定通过进口管行进的波的压力，其使第一位置处的第一压力与第二位置处的第二压力和在第一和第二位置之间的质量流量相关。

5.根据权利要求4所述的系统，其中所述处理器进一步构造为在波的第二一维元素上在不同的方向叠置波的第一一维元素，以分析进口管中的多维瞬态。

6.根据权利要求1所述的系统，其中燃烧器系统包括多个联接为与燃烧室(106)流动连通的进口管，所述处理器进一步构造为使用多个进口管的每个的特征方程确定在多个进口管之间的声学相互作用。

7.根据权利要求6所述的系统，其中燃烧器系统包括具有多个燃料通道的至少一个旋喷器(180)，所述处理器进一步构造为确定在该至少一个旋喷器中多个燃料通道之间的声学相互作用。

8.根据权利要求7所述的系统，其中燃烧器系统包括具有多个燃料通道的至少一个旋喷器(180)，所述处理器进一步构造为确定在该至少一个旋喷器中多个燃料通道之间的声学相互作用和燃烧室(106)中的声学压力振荡。

9.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器进一步构造为确定第一方向行进的波和第二相反方向行进的波的方程。

10.根据权利要求1所述的系统，其中燃烧器系统包括具有多个燃料通道的至少一个旋喷器(180)，且其中所述处理器进一步构造为确定在每个旋喷器下游的火焰前部处时间步长的压力，使用：

$P_{\mathrm{new}}=\frac{P_0}{T_0}\mathrm{\ΔT}$

其中

Pnew＝当前压力

P0＝前面的时间步长的压力

T0＝前面的时间步长的温度，和

ΔT＝在该时间步长的温度变化。

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